振动环境下飞机管路密封性能影响分析

为解决实际工况中飞机管路密封性能问题,根据扩口式液压管路连接件的结构特点,考虑连接件接触对的多种接触关系,建立飞机管路连接件多体接触有限元模型,提出保证扩口式管路连接件基本密封性能的密封闭环、有效密封面积以及有效密封比压3个主要密封准则。利用有限元软件ANSYS/Workbench分析振动工况对管路密封性能的影响规律,探讨管路密封性能的变化过程、振动载荷作用点与载荷幅值对管路密封性能的影响。结果表明:在振动工况作用下管路连接件外套螺母将逐渐产生松动,进而导致管路连接件的密封性能发生衰退;随着振动周期的增加,外套螺母的松动角度越来越大;当振幅相同时,载荷作用点离螺纹连接副越近,管路连接件密封性能衰减速度越快;当载荷作用点相同时,振幅越大,管路连接件密封性能衰减速度越快。为减少振动工况对管路密封性能的影响,应尽量使管路连接件远离振动激励源并降低振动载荷的幅值,实际工程应用中一般通过打保险丝来减缓管路连接件密封性能的衰退过程。

考虑初始装配应力的管路疲劳寿命分析

针对管路连接件疲劳断裂问题,建立飞机液压系统管路连接件有限元模型,基于连续损伤力学理论,对含有装配应力的管路连接件进行了振动疲劳寿命预估,结果表明,在正常装配状态下,管路连接件的疲劳裂纹萌生点位于扩口导管与平管嘴末端接触部位;随着振动载荷幅值的增大,管路连接件的疲劳寿命逐渐减小;当存在轴向装配偏差时,由于应力集中现象的影响,管路连接件的疲劳裂纹萌生点位于导管扩口与管体连接部位;轴向装配偏差削弱了管路连接件的疲劳强度,轴向偏差越大,管路结构疲劳寿命越小。

飞机管道疲劳性能仿真分析与试验验证

为解决实际工况中飞机管道疲劳性能问题,研究飞机管道安装应力环境下的疲劳寿命分析方法,首先,建立飞机管道有限元模型;然后,利用有限元软件ANSYSWorkbench对不同轴向装配偏差情况下的管道进行模态分析以及谐响应分析;进而,提取出管道危险点应力幅值,利用材料的S-N曲线进行疲劳寿命预测。最后,设计不同安装应力情况下的管道共振疲劳试验,并对仿真结果进行验证。仿真和试验的对比结果表明:根据仿真和试验得到的管道发生断裂的位置一致,两者管道疲劳寿命循环次数契合,随着轴向装配偏差增大,管道疲劳寿命逐渐下降。

基于模态分析的某型飞机液压管路故障诊断

针对某型飞机液压管路吸油模块与扩口式直角接头连接处螺纹损坏,接头脱出,导致液压系统漏油的故障,建立了管道有限元动力学模型,进行了管道模态仿真分析。发现故障管道出现了导致管道故障的危险模态,该阶模态频率范围正好在发动机的工作转速范围内,在发动机振动频率的激励下,激发该阶模态振动,引起管道共振,产生很大的作用力,导致连接螺纹损坏和接头脱出,从而形成故障。基于模态分析方法,对该管道进行了改进,有效地避免了该阶模态的出现。实际的飞机管路系统的改进效果表明了分析方法的正确性。

航空导管扩口成形快速模拟研究

针对增量法模拟导管扩口成形计算时间长和前处理操作相对繁琐的问题,基于一步成形法自主开发导管扩口成形快速模拟程序。该程序采用三角形单元划分管坯网格,提出法向投影法将管坯节点投影至预设的模面网格上获得扩口导管初始解,并通过网格光顺算法提高初始解精度。经塑性全量理论的迭代方法获取了扩口导管尺寸,并快速计算出了管件的厚度和应变分布,为管路前期设计提供了依据。选取一典型航空扩口导管,比较导管扩口成形快速模拟程序、商业化有限元软件LSDYNA、ABAQUS/Explicit及冲压扩口成形试验这4种不同方法得到的成形管件厚度分布及应变分布情况。结果表明,该快速模拟程序计算精度高、计算速度快、操作便捷,可用于航空导管扩口成形快速模拟,缩短设计周期。

某飞机液压管路的流量冲击响应分析及故障诊断

针对某型飞机液压管路吸油模块与扩口式直角接头连接处螺纹损坏,接头脱出及支架断裂的故障问题,建立了管道有限元动力学模型,进行了管道流量冲击响应分析。发现故障管道在流量冲击下,与吸油模块连接处出现了很大的响应位移,导致管道与吸油模块连接处出现很大应力,引起连接螺纹损坏和支架断裂,从而形成故障。最后,提出了对吸油模块和支架的刚度进行强化处理的改进措施,仿真计算结果表明,在相同的流量冲击下,管道与吸油模块连接处响应位移大大降低,有效地减小了支架和吸油模块的变形和应力,实际的飞机管路系统的改进效果表明了该文分析方法的正确性。

一种管道卡箍位置自动优化方法

管道卡箍的作用是提供管路刚性以减小管道的变形,因此管道施加卡箍的目的是最大限度地提高管道基频。基于仿真计算研究卡箍位置对管道基频的影响规律,提出一种基于管路模态位移的卡箍位置自动优化方法。首先对某任意空间管道进行卡箍位置对提高管道基频的灵敏度分析,研究卡箍位置对管道基频的影响规律,发现卡箍施加在模态位移最大处,管道基频将得到最大程度地提高;在此基础上,提出一种基于模态位移的卡箍位置自动优化方法,该方法以需要达到的基频为目标,将卡箍逐个施加到基频模态位移最大处,不仅能得到所需要施加的卡箍数量和位置,还能得到卡箍的施加顺序。最后,利用GJB3054-1997标准中规定的Z形和U形管道卡箍位置标准进行了方法验证,结果表明:通过该方法仿真得出的卡箍最优位置与GJB规范提出的卡箍位置完全一致,充分验证了该方法对于卡箍位置优化的准确性与有效性。

基于一类支持向量机的管道安装应力智能检测技术

基于实验研究了初始安装应力对管道振动固有特性的影响规律,提出了基于一类支持向量机的管道安装应力智能检测技术。首先构建管道安装应力检测试验台,模拟了初始安装应力,利用锤击法对管道进行模态试验,得到了安装应力对管道固有特性的影响规律;在此基础上,提出了基于一类支持向量机的管道安装应力智能检测技术,并利用试验台安装应力试验数据进行方法验证。试验结果表明:随着装配应力增加,检测结果偏离正常状态的程度也逐步增加,充分验证了该检测技术对于管道安装应力检测的灵敏性和有效性。

管道CATIA图形特征的自动提取及接口技术研究

研究了计算机辅助三维交互应用(Computer Aided Three-dimensional Interactive Application,CATIA)图形文件的特征提取方法及工程应用。根据虚拟现实造型语言(Virtual Reality Modeling Language,VRML)文件语法及格式,提出一种CATIA图形特征自动提取的方法,设计了CATIA与外部程序的文件接口,可实现在外部程序对CATIA图形的调用。方法应用于飞机管道数模文件的自动导入,开发了相应的接口程序,验证了方法的正确性。

基于CATIA V5的组件轻量化技术研究

三维数模轻量化对于飞机设计制造各环节之间的沟通交流意义重大。针对技术人员打开大型组件数模效率低的问题,采用CATIA二次开发技术,以VB为编程工具开发出了一款组件轻量化软件工具,实现对组件中零件的批量轻量化处理,同时可对指定文件夹下的多个组件进行批处理,有效降低了组件大小,提高了组件打开速度,同时保留了组件结构树的层次关系和部分属性信息。

导管校形有限元分析系统研究

为了减少带应力装配和重新成形的影响,增加导管寿命,缩短飞机装配周期,对典型导管校形工艺原理进行研究,确定了导管校形的衡量指标,使导管校形过程规范化。为了提高有限元分析效率,降低软件使用难度,使用Python编程语言对ABAQUS软件进行了二次开发,开发了导管校形有限元分析系统。该系统能够快速建立导管校形有限元模型,输出不同类型导管的校形极限角度并进行相关性能指标的计算。选取典型航空导管,利用导管校形有限元分析系统进行校形分析,并进行实验验证。结果表明,该系统操作简单、计算精度高,可实现航空导管校形过程的快速模拟,大大减少了有限元分析的前处理时间。

飞机管路强度快速分析方法

针对飞机管路失效问题整体分析中存在的困难,提出了一种飞机管路强度快速分析方法,采用CAEPIPE软件与ABAQUS软件相结合的有限元方法对飞机管路的强度进行模拟分析。对于飞机管路系统中因柔性接头存在而引起的分析困难问题,首先利用CAEPIPE软件对管路系统进行整体分析,避免了传统分析方法中对于柔性接头的复杂迭代计算;在整体分析的基础上,针对危险区域利用ABAQUS软件进行进一步的局部分析,以保证强度分析的准确性。所提出的分析方法在保证强度分析可靠性的基础上,相对于传统分析方法大幅度提高了分析效率。研究工作对明确飞机管路受载后的变化情况、研究管路失效形式、校核管路强度、优化管路系统结构具有参考价值。

航空扩口导管轴向收缩量快速预测方法

航空扩口导管的轴向收缩量是影响管路装配质量的重要因素,对于扩口段轴向长度不合格的管件,只能凭工人经验现场调整。常用的有限元法需多次模拟才可求得轴向收缩量,效率较低。自主开发扩口管一步逆成形程序,提出径向投影法获得初始解,并采用网格光顺算法提高初始解精度,经全量理论的塑性迭代获取初始管坯尺寸,从而在几秒内快速预测出精确的轴向收缩量,为设计阶段管坯尺寸的确定提供依据。将扩口管一步逆成形程序的轴向收缩量预测过程与商用有限元软件LS-DYNA、Abaqus对比,一步逆成形程序极大地简化了前处理操作,提高了计算效率。选取多个不同规格的典型航空用导管进行冲压扩口成形试验,一步逆成形程序模拟量相对于试验值的误差在6.33%以内。扩口管一步逆成形程序计算速度快,求解精度高,可准确预测扩口管轴向收缩量,具有工程应用意义。

基于CAE的导管精确扩口成形技术

针对导管扩口成形过程中因扩口伸出量的不确定导致的导管轴向成形精准度差的问题,基于导管扩口成形的具体参数要求,采用ABAQUS对Φ22 mm×1 mm的LF2M铝合金导管的扩口成形过程进行有限元仿真分析,得到成形过程中旋压棒的载荷-行程变化规律以及旋压棒、导管扩口端、平管嘴之间的接触变化规律,在此基础上研究了不同伸出量的旋压棒端面距离-行程和旋压棒最大外径-行程的变化规律。研究结果表明:不同伸出量在特定的旋压棒行程下成形的扩口端均能满足成形参数要求,但伸出量的可选范围大,严重影响导管轴向成形精度,需对伸出量进行精确控制。基于扩口成形变化规律确定参考伸出量,并进行相应的工艺试验研究,为标准伸出量的确定提供了理论依据。

飞机管道颗粒碰撞阻尼器设计与试验验证

飞机管道振动超标是严重威胁飞机飞行安全的重要故障,降低飞机管道振动水平,对于提高飞机可靠性和安全性具有重要意义。针对难于施加管道卡箍约束的飞机管道结构的减振问题,设计了一种基于颗粒碰撞阻尼技术的管道减振器。该减振器通过特定的结构设计,在不影响现有管道结构的基础上,很方便地安装到管道上进行减振。其减振原理是基于减振器内部的颗粒碰撞而导致的能量耗散,从而提高管道结构的阻尼效应。因此,将此颗粒碰撞阻尼器安装在振动管道上,在管道发生共振的情况下,管道振动峰值将明显降低。本文基于所设计的管道减振器,利用振动台试验研究了颗粒填充率对减振效果的影响,发现改变阻尼器内部颗粒的填充率,管道的振动随颗粒填充率的增加有先减小后增大的趋势,同时利用EDEM颗粒流仿真软件计算了减振器振动过程中颗粒的能量耗散情况,发现颗粒能量耗散速率最大时所对应的颗粒填充率与试验过程中管道振动加速度降到最低时所对应的颗粒填充率达到了一致,仿真结果与试验结果取得了很好的一致性。最后,将所设计的颗粒阻尼减振器安装在液压动力源管道上进行实际减振试验,测试了在安装减振器前后,试验管道在X、Y、Z三个方向的振动加速度,经过对比分析,发现安装颗粒阻尼减振器后,液压管道的压力脉动频率下的振动水平得到了明显抑制,试验结果充分表明了本文所设计的飞机管道颗粒减振器的有效性和实用性。